Продольная балансировка вертолета
БАЛАНСИРОВКА ВЕРТОЛЕТА
Установившийся полет всякого летательного аппарата возможен при условии полной его балансировки, т. е. при равенстве нулю суммы всех сил и суммы всех моментов, действующих на летательный аппарат. В отличие от самолета балансировка вертолета имеет принципиальные особенности, определяемые в основном условиями работы и свойствами несущего винта, а также аэродинамической асимметрией вертолета одновинтовой схемы.
Характерные особенности балансировки:
1. У самолета угол тангажа в значительной степени зависит от угла наклона траектории полета. У вертолета же угол тангажа изменяется при изменении угла наклона траектории столь незначительно, что при одной и той же скорости полета в наборе высоты, в горизонтальном полете и на планировании практически остается неизменным.
2. В отличие от самолета у вертолета с изменением скорости горизонтального полета положение ручки управления в поперечном отношении существенно изменяется. Вместе с этим от скорости прямолинейного полета зависит также и балансировочное положение педалей ножного управления.
Уяснить особенности балансировки вертолета можно, рассмотрев схему сил и моментов, действующих на вертолет в полете с поступательной скоростью (рис. 39).
Силы и моменты, действующие в установившемся
горизонтальном полете в плоскости симметрии
вертолета (продольная балансировка)
Силы:
G — сила тяжести;
Т — силатяги или составляющая полной аэродинамической силы несущего винта, направленная по оси втулки винта;
Н — составляющая силы R, действующая в плоскости вращения втулки несущего винта (продольная сила);
Хвр — сила вредного лобового сопротивления (сила сопротивления фюзеляжа и других ненесущих частей конструкции, шасси, стабилизатора);
Нр.в, Sр.в — продольная и боковая силы рулевого винта (эти силы практически очень малы и при анализе равновесия их обычно не учитывают) ;
Yст — подъемная сила стабилизатора.
Моменты:
Мреакт — реактивный момент рулевого винта;
Мпрод — продольный момент несущего винта, имеющего разнос горизонтальных шарниров лопастей.
Силы и моменты, действующие в поперечной плоскости
(поперечная балансировка)
Силы:
G — сила тяжести;
Y — вертикальная составляющая силы R (проекция силы на вертикальную плоскость);
S — боковая сила несущего винта (составляющая силы R, возникающая вследствие наклона конуса вращения лопастей вбок);
Тр.в — тяга рулевого винта;
Zф — боковая составляющая силы сопротивления фюзеляжа (например, при полете вертолета со скольжением).
Момент Мпоп — поперечный момент несущего винта, возникающий вследствие разноса горизонтальных шарниров.
Силы и моменты, действующие в горизонтальной
плоскости (путевая балансировка)
Rx — горизонтальная составляющая силы тяги;
Хвр — сила вредного сопротивления;
S — боковая составляющая силы тяги несущего винта;
Тр.в — тяга рулевого винта;
Zф — боковая составляющая силы сопротивления фюзеляжа;
Нр.в — продольная сила рулевого винта.
Моменты:
Мреакт - реактивный момент несущего винта;
Мр.в = Тр.вlр.в — момент тяги рулевого винта.
Показанные на рис. 39 силы, кроме силы тяжести G, дают относительно центра тяжести вертолета моменты, которые также надо учитывать при рассмотрении его балансировки.
Сила для поступательного перемещения создается вследствие наклона всего вертолета в сторону движения.
При наклоне вертолета такой силой является Рх (проекция вектора тяги Т несущего (винта на направление движения вертолета).
При планировании на режиме самовращения несущего винта силой, заставляющей вертолет перемещаться по наклонной траектории, является проекция вектора силы тяжести на траекторию планирования. Чем больше опущен нос вертолета, тем больше скорость планирования.
Следовательно, в моторном полете (в наборе высоты или в горизонтальном полете) и при планировании на режиме самовращения несущего (винта для увеличения скорости полета вертолета необходимо увеличить угол тангажа на пикирование.
Продольное балансировочное положение ручки управления вертолетом в установившемся режиме полета определяется характеристиками продольной статической устойчивости несущего винта, моментными характеристиками фюзеляжа и стабилизатора и в большой степени зависит от центровки вертолета и числа оборотов несущего винта.
Известно, что несущий винт неустойчив по углу атаки и устойчив по скорости, т. е. случайный прирост угла атаки создает условия для еще большего увеличения этого угла, а непреднамеренное внезапное увеличение скорости полета приводит к возникновению на несущем винте дополнительной силы, тормозящей движение вертолета вследствие увеличения завала конуса винта назад.
На устойчивость несущего винта влияют жесткостные характеристики лопастей, от которых зависят величины крутильных и изгибных деформаций, и истинный наклон конуса вращения винта в его периферийной, наиболее эффективной части.
Для увеличения статической устойчивости несущего винта его лопасти имеют специальный аэродинамический профиль с загнутой вверх задней кромкой. Благодаря этому с ростом скорости полета лопасть получает дополнительно положительную закрутку в левой и изгиб вверх в передней части диска винта, а ручка управления — дополнительное потребное для балансировки вертолета отклонение вперед.
Фюзеляж вертолета создает аэродинамический момент, ухудшающий статическую устойчивость по скорости.
Стабилизатор на хвостовой балке способствует повышению продольной статической устойчивости вертолета, т. е. при увеличении скорости полета он создает такой аэродинамический момент, для уравновешивания которого требуется отклонение ручки управления вперед.
На рис. 40 приведены балансировочные положения автомата перекоса, отклонения лопастей рулевого винта, положения рычага общего шага, обороты турбокомпрессоров двигателей и обороты несущего винта в зависимости от скорости полета при различных центровках.
Как видно из рис. 40, чем больше задняя центровка вертолета, тем больше наклон автомата перекоса вперед, т. е. тем больше переднее положение занимает ручка управления, и наоборот, при смещении «центровки вперед ручка отклоняется все более назад.
Предельно задняя эксплуатационная центровка вертолета определяется необходимым запасом хода ручки на режиме максимальной скорости полета, а предельно передняя — величиной этого запаса на висении с попутным ветром.
На вертолете Ми-2 минимальный запас продольного управления в направлении от себя при предельно задней центровке на скорости 180 км/ч составляет 20% от полного диапазона хода ручки. Минимальный запас продольного управления в направлении на себя при предельно передней центровке на висении при ветре 5 м/с спереди составляет 26%, а при ветре 5 м/с сзади— 10% полного диапазона хода ручки.
Из рис. 40 видно, что для увеличения скорости полета при переходе от висения к скорости 20 км/ч ручку необходимо отдавать от себя, затем для дальнейшего разгона до скорости 50 км/ч нужно брать несколько на себя, далее вертолет разгоняется до скорости 80 км/ч практически при неизменном положении ручки управления. Для дальнейшего увеличения скорости полета ручку необходимо отдавать от себя тем больше, чем больше скорость полета.
При планировании на режиме самовращения несущего винта для увеличения скорости полета ручку управления необходимо отдавать от себя.
Характеристики продольной устойчивости и управляемости при полете с подвесными баками практически не отличаются от характеристик без подвесных баков.
